CA2788903A1 - Secondary-air nozzle of a two-flow jet engine having separated flows including a grid thrust reverser - Google Patents
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- CA2788903A1 CA2788903A1 CA2788903A CA2788903A CA2788903A1 CA 2788903 A1 CA2788903 A1 CA 2788903A1 CA 2788903 A CA2788903 A CA 2788903A CA 2788903 A CA2788903 A CA 2788903A CA 2788903 A1 CA2788903 A1 CA 2788903A1
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Abstract
La présente invention porte sur une tuyère de flux froid d'un turboréacteur à double flux à flux séparés comprenant un élément de capot annulaire (27, 127, 227) mobile en translation axiale entre une position rétractée amont pour un fonctionnement du moteur en poussée directe et une position d'extension aval, et un inverseur de poussée à grilles (28, 128, 228) en forme de secteurs d'anneau cylindrique coaxiaux avec ledit élément de capot, constituées d'ailettes à orientation radiale, et espacées axialement de manière à ménager entre elles des passages de guidage radiaux, l'élément de capot dégageant en position d'extension aval lesdits passages radiaux à travers les grilles d'inversion de poussée. La tuyère est caractérisée par le fait que le rayon des secteurs d'anneau formant les grilles (28, 128, 228) n'est pas constant le long de la circonférence de l'élément de capot (27, 127, 227), et en ce que ledit élément de capot annulaire (27, 127, 227) comprend une paroi intérieure (27int, 127int 227int) délimitant la périphérie de la veine de flux froid et une paroi extérieure (27ext, 127ext 227ext) d'enveloppe de la nacelle, le rayon des coupes transversales d'au moins l'une des parois n'étant pas constant, quand on se déplace le long de la circonférence de l'élément de capot, les coupes étant réalisées entre le bord amont de l'élément de capot et son bord aval.The present invention relates to a cold flow nozzle of a separate flow bypass turbojet comprising an annular cowl member (27, 127, 227) movable in axial translation between an upstream retracted position for operation of the engine in direct thrust. and a downstream extended position, and a thrust reverser with grids (28, 128, 228) in the form of cylindrical ring sectors coaxial with said cowl member, made of radially oriented fins, and axially spaced apart in such a manner. in providing radial guide passages between them, the cover element releasing in the downstream extended position said radial passages through the thrust reversal grids. The nozzle is characterized by the fact that the radius of the ring sectors forming the grids (28, 128, 228) is not constant along the circumference of the hood element (27, 127, 227), and in that said annular cover element (27, 127, 227) comprises an inner wall (27int, 127int 227int) delimiting the periphery of the cold flow stream and an outer wall (27ext, 127ext 227ext) of the shell of the nacelle , the radius of the cross sections of at least one of the walls not being constant, when moving along the circumference of the cover element, the cuts being made between the upstream edge of the element of cover and its downstream edge.
Description
TUYERE DE FLUX FROID D'UN TURBOREACTEUR A
DOUBLE FLUX A FLUX SEPARES INCORPORANT UN
INVERSEUR DE POUSSEE A GRILLES
La présente invention concerne le domaine des turboréacteurs à double flux et l'agencement de la nacelle, formant leur enveloppe, tenant compte des contraintes d'installation sur un aéronef. Elle vise plus particulièrement la tuyère du flux froid d'un turboréacteur à double flux à
flux séparés, incorporant un inverseur de poussée du type à grilles.
Description de l'état de la technique L' invention concerne notamment les turboréacteurs à double flux comprenant une soufflante amont. L'amont et l'aval sont définis dans le présent document par rapport au sens d'écoulement des gaz dans le moteur. L'air entrant dans le moteur est comprimé par la soufflante. Une partie annulaire intérieure forme le flux primaire et est guidée à l'intérieur de la partie du moteur formant le générateur de gaz ; une partie annulaire extérieure de l'air issu de la soufflante forme le flux secondaire ; elle est redressée dans l'axe du moteur et bipasse celui-ci. Le flux secondaire est éjecté dans l'atmosphère soit directement, séparément du flux primaire, soit après avoir été mélangé avec ce dernier. Le rapport entre le flux secondaire et le flux primaire, désigné taux de dilution peut être important car il est un des paramètres influant sur la consommation spécifique en carburant du moteur. Un taux de dilution élevé apporte également un gain en ce qui concerne les nuisances sonores générées par le moteur.
La présente invention concerne les moteurs où la nacelle qui les enveloppe est agencée de telle manière que les flux sont séparés : les flux, primaire et secondaire, sont éjectés séparément en deux flux coaxiaux. Le flux primaire est intérieur, et le flux secondaire est donc éjecté par une tuyère annulaire formée intérieurement par la carène du générateur de gaz et extérieurement par un élément de capot annulaire. Cet élément de capot de la nacelle peut être constitué soit d'une seule pièce annulaire soit de plusieurs pièces disposées en anneau par exemple en deux demi anneaux disposés de part et d'autre d'une attache à un pylône dans un montage sous aile. COLD FLOW TUYERE OF A TURBOREACTOR A
DOUBLE FLUX WITH SEPARATE FLOW INCORPORATING A
THRUST INVERTER WITH GRILLS
The present invention relates to the field of double turbojet engines flow and arrangement of the nacelle, forming their envelope, taking into account installation constraints on an aircraft. It aims more particularly the nozzle of the cold flow of a turbofan engine separate streams, incorporating a gate type thrust reverser.
Description of the state of the art The invention relates in particular to turbofan engines comprising an upstream blower. Upstream and downstream are defined in the present document with respect to the direction of gas flow in the engine. The air entering the engine is compressed by the blower. A
inner annular part forms the primary flow and is guided inside the part of the engine forming the gas generator; an annular part external air from the fan forms the secondary flow; she is straightened in the axis of the motor and bypassed it. The secondary flow is ejected into the atmosphere either directly, separately from the primary flow, after being mixed with it. The relationship between the flow secondary and primary flow, designated dilution rate may be important because it is one of the parameters influencing the specific consumption in engine fuel. A high dilution rate also brings a gain as regards the noise generated by the engine.
The present invention relates to engines where the nacelle which envelope is arranged in such a way that the flows are separated: the flows, primary and secondary, are ejected separately in two coaxial flows. The primary stream is inside, and the secondary stream is ejected by a annular nozzle formed internally by the hull of the gas generator and externally by an annular hood member. This bonnet element of the nacelle may consist of either a single annular piece or several pieces arranged in a ring for example in two half rings arranged on either side of a fastener to a pylon in a mounting under wing.
2 L' invention concerne plus particulièrement les moteurs à tuyères à flux séparés comportant un inverseur du type à grilles désigné également à
cascade. Ce type d'inverseur connu en soi est illustré sur les figures 1 et 2 ci jointes, reprises du brevet EP 1.004.766 du présent déposant. Ces figures montrent schématiquement un exemple de tuyère de flux froid avec inverseur à grilles. L'inverseur comprend un élément 7 de capot aval de la nacelle formant la tuyère du flux froid. Il est mobile en translation vers l'aval depuis une position rétractée où il forme la paroi externe de la veine annulaire 17 de flux froid, lors du fonctionnement du turboréacteur en poussée directe jusqu'à une position d'inversion de poussée. Il est mis en mouvement par exemple par des vérins 4 fixés sur la partie amont 6 de la nacelle. Le déplacement vers l'aval de l'élément 7 entraîne le basculement d'une pluralité de volets 12 solidaires de l'élément de capot qui viennent obturer la veine 17 et dévier le flux froid dans une direction radiale. Les volets 12 sont commandés par des bielles 14 fixées par une articulation 15 à la paroi interne 16 formée par le carénage du générateur de gaz.
Dans cette position d'inversion de poussée, il découvre des passages radiaux mettant la veine 17 en communication avec l'extérieur à travers la nacelle. Les passages radiaux sont définis à l'amont par des bords de déviation 9 conformés sur la partie amont fixe 6 de la nacelle. Le flux froid est guidé le long de ces bords de déviation. Une pluralité de grilles 8 en secteurs d'anneau est disposée en travers des passages, en périphérie de la veine 17 de flux froid. Les grilles sont formées d'ailettes 81, en secteurs d'anneau, orientées radialement par rapport à l'axe du moteur et ménageant entre elles des canaux de manière à guider le flux qui les traverse vers l'extérieur avec une composante vers l'amont du moteur pour fournir une poussée inverse. Les ailettes en secteurs d'anneau sont disposées parallèlement les unes aux autres, le long de l'axe moteur, en formant des grilles en portions de cylindre coaxial avec l'élément de capot mobile en translation.
En visant des moteurs à fort taux de dilution et par voie de conséquence à
grand diamètre de soufflante, on est confronté au problème de leur montage sur l'aéronef Lorsque le moteur doit être installé sous l'aile de l'aéronef, il est généralement suspendu à un pylône solidaire de l'aile. On pallie le problème d'encombrement des moteurs à grand diamètre avec leur nacelle en les disposant le plus en amont possible par rapport au bord 2 More particularly, the invention relates to flow jet engines with a gate-type toggle switch also designated cascade. This type of inverter known per se is illustrated in FIGS. 1 and 2 attached, taken from patent EP 1.004.766 of the present applicant. These Figures schematically show an example of a cold flow nozzle with grid inverter. The inverter comprises a downstream hood element 7 of the nacelle forming the nozzle of the cold flow. It is mobile in translation downstream from a retracted position where it forms the outer wall of the annular stream 17 of cold flow, during the operation of the turbojet engine in direct thrust to a reverse thrust position. It is placed in motion for example by cylinders 4 fixed on the upstream portion 6 of Platform. The downstream movement of element 7 causes the tilting of a plurality of flaps 12 integral with the bonnet element that come off the vein 17 and deflect the cold flow in one direction radial. The flaps 12 are controlled by rods 14 fixed by a articulation 15 to the inner wall 16 formed by the fairing of the generator gas.
In this reverse thrust position, he discovers passages radials putting the vein 17 in communication with the outside through the nacelle. The radial passages are defined upstream by edges of 9 deflection shaped on the fixed upstream portion 6 of the nacelle. The flow cold is guided along these deflection edges. A plurality of grids 8 in ring sectors is arranged across the passages, peripherally of the vein 17 of cold flow. The grids are formed of fins 81, in ring sectors, oriented radially with respect to the axis of the motor and between them channels so as to guide the flow that crosses outward with a component upstream of the engine to provide reverse thrust. The fins in ring sectors are arranged parallel to each other, along the motor axis, in forming grids in cylinder portions coaxial with the element of mobile cover in translation.
By targeting engines with a high dilution rate and consequently large fan diameter, we are faced with the problem of their mounting on the aircraft When the engine is to be installed under the wing of the aircraft, it is generally suspended from a pylon secured to the wing. We overcomes the problem of large motor size their nacelle by arranging them as far upstream as possible from the edge
3 d'attaque de l'aile. Cependant leur partie arrière reste à proximité de l'aile, et elle doit se situer à une hauteur inférieure à celle de l'aile. Il faut alors tenir compte de l'interaction du flux gazeux sortant, notamment le flux secondaire à la périphérie, avec la surface de l'aile, générateur de traînée. Il faut aussi prévoir une garde au sol suffisante pour qu'il n'y ait aucun contact lors des manoeuvres.
Exposé de l'invention Le présent déposant s'est fixé comme objectif de monter un moteur sous l'aile d'un aéronef sans avoir à sacrifier le diamètre de soufflante de celui-ci. Autrement dit, il s'agit de monter un moteur au diamètre de soufflante le plus grand possible, compte tenu des contraintes imposées par la hauteur au sol de l'aile de l'aéronef.
Le déposant s'est fixé plus particulièrement comme objectif de réaliser la partie arrière de la nacelle du moteur de telle manière que sa hauteur puisse être réduite. Dans la mesure où le diamètre hors tout du moteur à
l'arrière est celui de la tuyère du flux froid et plus particulièrement de l'élément de capot extérieur de la tuyère, le déposant s'est fixé comme objectif d'en réduire la dimension verticale.
Conformément à l'invention on parvient à cet objectif avec une tuyère de flux froid d'un turboréacteur à double flux, à flux séparés présentant les caractéristiques de la revendication principale Par rayon on entend la distance entre les grilles en un point considéré du pourtour et l'axe du moteur.
En variant le positionnement radial des grilles d'inversion de poussée selon la direction azimutale, on peut faire varier l'encombrement de la nacelle selon l'azimut et donc ovaliser ou déformer l'élément de capot de manière à l'adapter aux contraintes d' encombrement de son environnement.
Selon un mode de réalisation particulier, les rayons des grilles évoluent entre une valeur minimale et une valeur maximale, les deux valeurs correspondant à des plans, radiaux passant par l'axe, perpendiculaires l'un par rapport à l'autre. Plus particulièrement, les deux plans sont l'un 3 attack of the wing. However their rear part remains close to the wing, and it must be at a height lower than that of the wing. he should then take into account the interaction of the outgoing gas stream, particularly the secondary flow at the periphery, with the surface of the wing, generator of trail. It is also necessary to provide sufficient ground clearance so that there is no no contact during maneuvers.
Presentation of the invention The present applicant has set itself the objective of setting up an engine under the wing of an aircraft without having to sacrifice the fan diameter of this this. In other words, it is a matter of mounting a motor to the fan diameter the greatest possible, given the constraints imposed by the height on the ground of the wing of the aircraft.
The applicant has set a specific objective of achieving the rear part of the engine nacelle in such a way that its height can be reduced. Since the overall diameter of the engine the rear is that of the nozzle of the cold flow and more particularly of the outer hood element of the nozzle, the depositor has set himself as to reduce the vertical dimension.
According to the invention, this objective is achieved with a nozzle of cold flow of a turbofan, with separate flows presenting the features of the main claim By radius we mean the distance between the grids at a given point of the around and the axis of the engine.
By varying the radial positioning of the thrust reversal grids in the azimuthal direction, one can vary the bulk of the nacelle according to the azimuth and thus ovalizing or deforming the bonnet element to adapt to the constraints of congestion of his environment.
According to a particular embodiment, the spokes of the grids evolve between a minimum value and a maximum value, both values corresponding to planes, radial passing through the axis, perpendicular to one compared to each other. In particular, both plans are one
4 vertical l'autre horizontal. La forme des grilles selon un mode de réalisation simple est ovale ou sensiblement ovale. Le grand axe de l'ovale est par exemple horizontal, mais en fonction de l'environnement du moteur il peut être incliné par rapport à la direction horizontale.
Conformément à une autre caractéristique, le bord amont, dit bord de déviation, des passages radiaux, est de forme incurvée convexe, la longueur de sa section par un plan radial passant par l'axe étant constante le long de la circonférence de l'élément de capot.
Conformément à une variante de la réalisation précédente le bord amont, dit bord de déviation, des passages radiaux, est de forme incurvée, convexe, la longueur de sa section par un plan radial passant par l'axe varie le long de la circonférence de l'élément de capot.
On dispose ainsi d'un moyen d'ajustement aérodynamique du flux d'air froid lorsque l'inverseur est en position active.
Conformément à une autre caractéristique, la longueur des grilles mesurée axialement est constante le long de la circonférence de l'élément de capot ou elle varie le long de la circonférence de l'élément de capot.
Plus particulièrement, lesdites coupes transversales d'au moins l'une des parois transversales ont une forme oblongue, notamment le plus petit desdits rayons est vertical. Il s'agit ici de la solution la plus simple pour résoudre le problème d'encombrement vertical de la partie arrière de la nacelle de flux secondaire.
Conformément à un mode de réalisation particulier, le bord aval de l'élément de capot est circulaire. Ce mode de réalisation présente l'avantage de ne déformer ou ovaliser qu'une partie seulement de la tuyère interne, pas la zone d'éjection limitant ainsi les problèmes aérodynamiques liés à l'ovalisation ou déformation, de la tuyère.
Brève description des figures D'autres caractéristiques et avantages de l'invention ressortiront à la lecture de la description qui suit, en référence aux figures annexées qui représentent respectivement :
- la figure 1 une demi vue schématique en coupe longitudinale par un plan passant par l'axe de rotation d'un turboréacteur associé, d'un inverseur de poussée à grilles, en position fermée, d'un type 4 vertical the other horizontal. The shape of grids according to a mode of simple realization is oval or substantially oval. The main axis of the oval is for example horizontal, but depending on the environment the motor can be inclined with respect to the horizontal direction.
According to another characteristic, the upstream edge, called the edge of deflection, radial passages, is convex curved form, the length of its section by a radial plane passing through the axis being constant along the circumference of the hood member.
According to a variant of the previous embodiment the upstream edge, said deflection edge, radial passages, is curved in shape, convex, the length of its section by a radial plane passing through the axis varies along the circumference of the hood element.
This provides a means of aerodynamic adjustment of the air flow cold when the inverter is in the active position.
According to another characteristic, the measured grid length axially is constant along the circumference of the bonnet element or it varies along the circumference of the hood member.
More particularly, said cross sections of at least one of the transverse walls have an oblong shape, especially the smaller said rays is vertical. This is the simplest solution for solve the problem of vertical clutter of the back part of the nacelle of secondary flow.
According to a particular embodiment, the downstream edge of the hood element is circular. This embodiment presents the advantage of distorting or ovalizing only a part of the internal nozzle, not the ejection zone thus limiting the problems aerodynamics related to ovalization or deformation, of the nozzle.
Brief description of the figures Other features and advantages of the invention will emerge from the reading of the description which follows, with reference to the appended figures which represent respectively:
- Figure 1 a schematic half view in longitudinal section by a plane passing through the axis of rotation of an associated turbojet engine, a gate thrust reverser, in a closed position, of a type
5 connu , - la figure 2 une demi vue schématique en coupe analogue à celle de la figure 1 de l'inverseur de poussée représenté sur la figure 1 dans une configuration de fonctionnement en inversion de poussée , - la figure 3 une vue schématique en coupe longitudinale d'un turboréacteur avec inverseur de poussée à grilles ;
- la figure 4 une vue, dans l'axe du moteur et schématique, des grilles d'inversion de poussée selon l'art antérieur , - la figure 5 une vue, selon l'axe du moteur et schématique, des grilles d'inversion de poussée selon un exemple de réalisation de l'invention , - la figure 6, schématiquement, la position relative de deux coupes de la tuyère selon des plans passant par l'axe, l'un étant le plan vertical l'autre le plan horizontal ;
- la figure 7 une vue, selon l'axe du moteur et schématique, des grilles d'inversion de poussée selon un autre exemple de réalisation de l'invention , - la figure 8 une vue, selon l'axe du moteur et schématique, des grilles d'inversion de poussée selon encore un autre exemple de réalisation de l'invention , - la figure 9, schématiquement, la position relative de deux coupes de la tuyère selon des plans passant par l'axe, l'un étant le plan vertical l'autre le plan horizontal dans le cas d'un autre mode de réalisation , - la figure 10, schématiquement, la position relative de deux coupes de la tuyère selon des plans passant par l'axe, l'un étant le plan vertical l'autre le plan horizontal dans le cas d'un autre mode encore de réalisation.
Comme on le voit sur la figure 3, un turboréacteur à double flux, à flux séparés et à soufflante avant, comprend un rotor de soufflante 2 à
l'intérieur d'un carter de soufflante lui-même enveloppé dans une nacelle dont la forme est adaptée aux contraintes aérodynamiques. 5 known, FIG. 2 is a schematic half-sectional view similar to that of FIG.
FIG. 1 of the thrust reverser shown in FIG.
a reverse thrust operation configuration, FIG. 3 is a diagrammatic view in longitudinal section of a turbojet engine with thrust reverser;
- Figure 4 a view, in the motor axis and schematic, of the thrust reversal grids according to the prior art, - Figure 5 a view, along the axis of the engine and schematic, of the thrust reversal grids according to an exemplary embodiment of the invention, - Figure 6, schematically, the relative position of two sections of the nozzle in planes passing through the axis, one being the plane vertical the other the horizontal plane;
- Figure 7 a view, along the axis of the engine and schematic, of the thrust reversal grids according to another embodiment of the invention, - Figure 8 a view along the axis of the engine and schematic, thrust reversal grids according to yet another example of embodiment of the invention, - Figure 9, schematically, the relative position of two sections of the nozzle in planes passing through the axis, one being the plane vertical the other the horizontal plane in the case of another mode of production , - Figure 10, schematically, the relative position of two sections of the nozzle in planes passing through the axis, one being the plane vertical the other the horizontal plane in the case of another mode still achievement.
As can be seen in FIG. 3, a turbofan jet engine separate and front blower, comprises a fan rotor 2 to the inside of a fan casing itself wrapped in a carrycot whose shape is adapted to aerodynamic constraints.
6 En aval de la soufflante, une partie de l'air, flux primaire P est guidée à
l'intérieur du moteur formant générateur de gaz. Cet air primaire P est comprimé et alimente une chambre de combustion annulaire 5. Les gaz de combustion sont détendus dans différents étages de turbine qui entraînent les rotors de soufflante et de compresseurs. En aval le flux primaire est éjecté dans la tuyère d'éjection primaire de gaz chauds.
Le restant de l'air issu de la soufflante forme le flux d'air secondaire S
dont la veine est coaxiale à celle du flux primaire. Le flux secondaire est redressé dans l'axe XX du moteur par les aubes de guidage 2' et les bras du carter intermédiaire puis est éjecté par la tuyère de flux secondaire.
La nacelle comprend une entrée d'air annulaire 3, conformée pour l'alimentation du moteur, fixée sur le carter de soufflante. Le carter de soufflante est enveloppé d'un élément de nacelle fixe 4 qui s'étend jusqu'en aval des aubes 2' redressant le flux d'air secondaire issu de la soufflante. Dans le prolongement de cette partie fixe 4 de nacelle est monté l'élément de capot 7 formant tuyère annulaire avec la carène du générateur de gaz.
Comme cela l'a déjà été décrit plus haut, l'élément de capot 7 est mobile en translation pour découvrir les grilles 8 d'inversion de poussée quand il s'agit, à l'atterrissage, de réduire la vitesse de l'aéronef en créant une poussée de sens inversé par rapport à la poussée directe.
Dans les tuyères de l'art antérieur, l'ensemble de l'élément de capot 7 et les grilles 8 dans lequel elles sont logées forment un volume de révolution autour de l'axe du moteur.
Sur la figure 4 on a représenté schématiquement l'aspect de l'ensemble des grilles, seul, vu dans l'axe XX de la machine. L'ensemble est circulaire.
Conformément à l'invention, on modifie l'ensemble annulaire des grilles de telle façon que le rayon, mesuré depuis l'axe XX, ne soit pas constant quand on se déplace sur la circonférence de l'élément de capot.
On a représenté un exemple de réalisation sur la figure 5. L'ensemble de grilles que l'on désigne grille, 28, présente un rayon R1, par rapport à
WO 2011/095746 Downstream of the fan, part of the air, primary flow P is guided to the inside of the engine forming a gas generator. This primary air P is compressed and feeds an annular combustion chamber 5. The gases of combustion are relaxed in different stages of turbine that drive blower and compressor rotors. Downstream the primary flow is ejected into the primary exhaust nozzle of hot gases.
The remaining air from the fan forms the secondary air flow S
whose vein is coaxial with that of the primary flow. The secondary flow is straightened in the axis XX of the engine by the guide vanes 2 'and the arms of the intermediate casing and is ejected by the secondary flow nozzle.
The nacelle comprises an annular air inlet 3, shaped to the motor supply, attached to the fan case. The crankcase blower is wrapped with a fixed nacelle element 4 that extends downstream of the blades 2 'straightening the flow of secondary air from the blower. In the extension of this fixed part 4 of nacelle is mounted the hood member 7 forming an annular nozzle with the hull of the gas generator.
As already described above, the hood element 7 is movable in translation to discover the grids 8 of thrust reversal when he This is, on landing, to reduce the speed of the aircraft by creating a reverse direction thrust relative to the direct thrust.
In the nozzles of the prior art, the entire hood element 7 and the grids 8 in which they are housed form a volume of revolution around the axis of the motor.
FIG. 4 schematically shows the appearance of the whole grids, only, seen in the XX axis of the machine. The whole is circular.
According to the invention, the annular assembly of the grids is modified in such a way that the radius, measured from the axis XX, is not constant when one moves on the circumference of the bonnet element.
There is shown an embodiment in Figure 5. The set of grids designated grid 28, has a radius R1 with respect to WO 2011/09574
7 PCT/FR2011/050228 l'axe XX, dans le plan vertical passant par l'axe XX et un rayon R2 dans le plan horizontal passant par l'axe avec R1 < R2. La forme de la grille 28 est sensiblement ovale avec un grand axe horizontal et un petit axe vertical.
On a représenté sur la figure 6, la forme de la tuyère par rapport à l'axe dans les deux plans, respectivement vertical et horizontal. Dans un but de simplification et pour faciliter la compréhension, n'ont été représentés que la grille 28, le contour de l'élément de capot 27 avec sa paroi intérieure 27int et sa paroi extérieure 27ext et le bord de déviation 29 à l'amont des passages radiaux de déviation du flux secondaire.
Le bord de déviation 29 a une forme incurvée convexe et s'étend depuis un plan amont 29a jusqu'à l'extrémité amont de la grille 28.
La représentation en traits pleins correspond à la coupe axiale dans le plan horizontal et la représentation en traits pointillés correspond à la coupe axiale dans le plan vertical.
On observe que la paroi interne 27int, qui définit la paroi externe de la veine secondaire, n'est pas une surface de révolution autour de l'axe.
Cette paroi s'étend en aval du plan 29a, représenté par un point sur les figures, constituant l'extrémité amont du bord de déviation. En amont de ce plan 29a, la paroi externe de la veine secondaire n'est pas concernée par l'invention. Ainsi la veine du flux secondaire 17' est cylindrique de révolution au niveau du plan transversal passant par l'extrémité amont 29a du bord de déviation puis elle se déforme progressivement vers l'aval. La carène 16 du générateur de gaz définissant la paroi interne de la veine du flux secondaire 17' est une surface de révolution ; elle est à
section circulaire.
La paroi externe de la nacelle, dont la partie externe 27ext de l'élément de capot 27, est de rayon réduit dans le plan longitudinal vertical sur une longueur plus grande que la partie interne 27int de l'élément de capot.
Pour l'application visée ici d'installation sous l'aile, on réduit ainsi l'encombrement vertical de la nacelle dans la partie de tuyère de flux secondaire. 7 PCT / FR2011 / 050228 the axis XX, in the vertical plane passing through the axis XX and a radius R2 in the horizontal plane passing through the axis with R1 <R2. The shape of the grid 28 is substantially oval with a large horizontal axis and a minor axis vertical.
FIG. 6 shows the shape of the nozzle with respect to the axis in both planes, respectively vertical and horizontal. For the purpose of simplification and to facilitate understanding, were only represented the grid 28, the contour of the hood element 27 with its inner wall 27int and its outer wall 27ext and the deflection edge 29 upstream of radial passages of deflection of the secondary flow.
The deflection edge 29 has a convex curved shape and extends from an upstream plane 29a up to the upstream end of the grid 28.
The representation in solid lines corresponds to the axial section in the plane horizontal and the dotted line representation corresponds to the cut axial in the vertical plane.
It is observed that the inner wall 27int, which defines the outer wall of the secondary vein, is not a surface of revolution around the axis.
This wall extends downstream of the plane 29a, represented by a point on the figures, constituting the upstream end of the deflection edge. Upstream this plane 29a, the external wall of the secondary vein is not concerned by the invention. Thus the vein of the secondary flow 17 'is cylindrical of revolution at the level of the transverse plane passing through the upstream end 29a of the deviation edge and then it is gradually deformed towards downstream. The hull 16 of the gas generator defining the inner wall of the vein of the secondary flow 17 'is a surface of revolution; she is at circular section.
The outer wall of the nacelle, the outer part 27ext of the element of hood 27, is of reduced radius in the vertical longitudinal plane on a longer than the inner portion 27int of the hood member.
For the application referred to here installation under the wing, it reduces the vertical space occupied by the nacelle in the flow nozzle part secondary.
8 Le mode de réalisation représenté n'est pas le seul possible ; de nombreuses variantes sont possibles permettant de s'adapter aux contraintes liées à l'environnement dans lequel le moteur est installé.
Ainsi la figure 7 montre une variante d'ovalisation de la grille d'inversion de poussée, désignée 28', dont le grand axe AA est incliné à 45 par rapport à la direction horizontale.
La figure 8 montre une autre variante possible non limitative. La grille 28" a une partie de forme ovale et une autre partie présentant des méplats.
D'autres variantes concernant la longueur de la grille ou bien la longueur et la hauteur du bord de déviation ou encore la forme de la tuyère dans le plan d'éjection du flux secondaire ou une combinaison de ces paramètres sont possibles.
Ainsi la figure 9 montre une variante où l'élément de capot 127, vu dans le plan longitudinal vertical, représenté en traits pointillés, respectivement dans le plan horizontal, représenté en traits pleins, a des parois internes 127int et 127ext évolutives entre l'extrémité amont 129a du bord de déviation 129 et le plan d'éjection 127 Cette variante présente la particularité d'une forme circulaire de la paroi externe de la tuyère 127f dans le plan d'éjection. On voit la grille 128 dont le rayon est évolutif entre le plan vertical et le plan horizontal.
La figure 10 montre une autre variante de forme de tuyère combinant trois caractéristiques :
La grille 228 est évolutive non seulement en rayon par rapport à
l'axe XX mais aussi en longueur. Sa longueur 1 dans le plan horizontal, représenté en traits pleins est plus grande que sa longueur dans le plan vertical, représenté en traits pointillés.
La longueur du bord de déviation 229 mesurée depuis son extrémité
amont 229a est en revanche constante ; comme on le voit sur la figure la longueur est la même dans le plan vertical et dans le plan horizontal.
La paroi externe 227f de la tuyère dans le plan d'éjection est circulaire. 8 The embodiment shown is not the only one possible; of many variants are possible to adapt to constraints related to the environment in which the engine is installed.
Thus Figure 7 shows a variant of ovalization of the inversion grid 28 ', of which the major axis AA is inclined at 45 by report to the horizontal direction.
Figure 8 shows another possible non-limiting variant. Grid 28 "has an oval shaped part and another part with flats.
Other variants concerning the length of the grid or the length and the height of the deflection edge or the shape of the nozzle in the secondary flow ejection plan or a combination of these parameters are possible.
Thus, FIG. 9 shows a variant where the cowl element 127, seen in the vertical longitudinal plane, represented in dotted lines, respectively in the horizontal plane, shown in solid lines, has internal walls 127int and 127ext evolutive between the upstream end 129a of the edge of bypass 129 and the ejection plane 127 This variant presents the characteristic of a circular shape of the outer wall of the nozzle 127f in the ejection plane. We see the grid 128 whose radius is evolutionary between the vertical plane and the horizontal plane.
FIG. 10 shows another variant of nozzle shape combining three characteristics :
The grid 228 is scalable not only in radius with respect to the axis XX but also in length. Its length 1 in the horizontal plane, represented in solid lines is greater than its length in the plane vertical, represented in dotted lines.
The length of the deflection edge 229 measured from its end upstream 229a is on the other hand constant; as we see in figure length is the same in the vertical plane and in the horizontal plane.
The outer wall 227f of the nozzle in the ejection plane is circular.
9 L'invention ne se limite pas aux modes de réalisation décrits, elle englobe toutes les variantes à la portée de l'homme du métier. 9 The invention is not limited to the described embodiments, it encompasses all variants within the reach of the skilled person.
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